一种直升机复合装甲抗侵彻FEM-SPH耦合分析方法

摘要

本发明涉及一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，该方法基于靶试试验中不同材料体系的失效模式，以穿甲弹变形程度的大小，靶板的子层材料种类、尺寸大小、是否为受冲击区域为依据，采用了FEM与SPH两种算法，对穿甲弹以及靶板分区建模，避免FEM算法中发生网格畸变、单元删除，SPH算法中粒子发生数值断裂，可以用于直升机复合装甲抗穿甲弹侵彻的数值模拟仿真分析，获得可靠的仿真结果，在直升机复合装甲设计流程中有助于指导靶试试验方向，节约试验成本，提高装甲的设计水平。

权利要求

1.一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，其特征在于，实现如下：

在穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中，根据穿甲弹和靶板的失效模式分别采用以下两种建模算法，即基于Lagrange的有限元算法，简称为FEM算法，或者光滑粒子法，简称为SPH算法；所述失效模式指穿甲弹和靶板的不同区域变形程度的大小；

当穿甲弹无形变或穿甲弹的弹头破碎时采用FEM算法；当穿甲弹受到侵蚀而明显缩短或破碎时采用SPH算法；所述明显缩短指质量损失超过25%或长度缩短超过40%；

靶板的材料分为三种材料，所述三种材料为金属、陶瓷和纤维增强复合材料，并且所述三种材料能够组合使用；

靶板的结构为层状结构，层状结构中各层称为靶板的子层，靶板的子层沿入射方向层叠，靶板的子层为所述三种材料中不同种材料；相对应的，在所述穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中确定所述三种材料的本构模型，本构模型是描述材料力学行为的数学表达式；当穿甲弹未产生明显变形，弹头未破碎时，采用描述刚体的本构模型；当穿甲弹的弹头破碎，穿甲弹弹体断裂时，采用描述弹塑性金属的本构模型；陶瓷材料使用描述脆性材料的本构模型；纤维增强复合材料采用描述复合材料的本构模型；

当靶板的子层材料为金属时，在靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，在靶板的子层的未受冲击区域采用FEM算法；

当靶板的子层材料为陶瓷时，在靶板的子层采用SPH算法建模；但当靶板的子层的尺寸大于150 mm时，在该靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，靶板的子层的其他未受冲击区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凹陷，则凹陷区域采用SPH算法，无凹陷区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凸起，则该后方的子层采用FEM算法；

当靶板的子层为纤维增强复合材料时，采用FEM算法。

2.根据权利要求1所述的一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，其特征在于：在FEM算法和SPH算法中，FEM算法中的FEM单元的尺寸和SPH算法中的SPH粒子之间的距离为：当靶板的尺寸超过150 mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸为1mm，当靶板尺寸未超过150 mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸不超过0.8mm；所述网格尺寸指FEM算法中的FEM单元的尺寸或SPH算法中的SPH粒子之间的距离；

同时，若存在SPH粒子与FEM单元接触，则FEM单元的尺寸与SPH粒子之间的距离比值大于设定的值，以避免FEM单元因接触问题产生严重沙漏变形，所述严重沙漏变形指根据所使用的有限元求解器要求，当沙漏变形导致求解精度没有达到规定要求时的情况。

3.根据权利要求1所述的一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，其特征在于：当靶板的两个相邻子层均采用SPH算法时，在两个子层的边界处采用FEM算法中的FEM单元分隔；当靶板的某个子层在不同区域分别采用FEM算法和SPH算法时，在FEM算法中的FEM单元和SPH算法中的SPH粒子交界处施加约束或接触；当穿甲弹仅发生弹头破碎时，对穿甲弹内部FEM单元进行细化，细化为穿甲弹表面网格尺寸为粗网格，内部网格尺寸为细网格，粗网格与细网格间采用过渡网格，所述过渡网格即FEM单元尺寸由粗网格即0.8mm向细网格即0.3mm连续变化的FEM单元。

说明书

一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法

技术领域

[0001] 本发明属于直升机结构设计领域，具体涉及一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法。

背景技术

[0002] 随着装甲防护装备的发展，直升机复合装甲由金属向非金属材料过渡，由简单的均质结构向金属、陶瓷、纤维增强复合材料组成的复合装甲系统发展。

[0003] 在穿甲弹与靶板侵彻过程中，弹靶在短时间内产生剧烈碰撞，伴随复杂的失效过程。由于弹靶冲击过程时间极短，一般在几十到数百微秒之间，且产生强烈的火光，给试验观测带来很大困难。相比于试验方法，数值模拟仿真方法可以有效节约试验成本，考虑各种影响因素及其耦合作用，深入研究抗弹机理，从而高效快速地改进直升机复合装甲结构设计方案，缩短设计周期，降低设计成本。

[0004] 然而，数值模拟装甲抗侵彻的高速冲击过程是一个比较复杂的问题。一方面，直升机复合装甲涉及到多种性能迥异的材料，如陶瓷、金属、复合材料等。另一方面，弹靶高速冲击往往涉及到高应变率、大变形、材料失效等问题。不同的弹靶材料体系下的高速冲击过程中，会产生各种各样的失效模式。所以数值仿真有时并不能有效地模拟各种失效模式，甚至可能会得到与试验不符合的结果。因此，在冲击侵彻问题中，开展数值仿真方法的研究是十分必要的。

[0005] 常用的基于Lagrange的有限元算法（FEM）数值模拟仿真基本理论依赖于连续介质的离散化来求解在弹道侵彻中的动态应力波传播。在FEM算法中，物体被离散成N个单元，材料被嵌入网格中，计算结果的准确性依赖于网格尺寸。材料的运动由单元变形、旋转和平移来描述。物体的边界由网格的外部边界确定。由于侵彻过程中常常涉及到大变形问题，因此采用FEM算法进行模拟时，单元通常会产生很大的变形，有时甚至发生严重的畸变。网格畸变会引起计算时间步急剧下降，导致计算时间显著上升，过大的网格畸变有时也会造成错误的计算结果。为了解决FEM算法中的网格畸变问题，可以采取单元侵蚀算法，其通过在接触面上搜索发生严重变形的单元，然后删除超过用户指定的等效塑性应变的单元。接触面通过删除已被侵蚀的单元的表面，并添加当前接触面上单元的内部界面来进行更新。然而这种删除单元的方式在实际应用中可能会引起显著的计算误差。

[0006] 为了克服FEM算法存在的问题，学者们开发了多种能够模拟大变形的无网格算法。目前在冲击侵彻领域，比较有代表性的算法是光滑粒子法(Smooth  particle hydrodynamics method，SPH)。SPH法处理大变形问题时，比FEM算法具有明显的优势，离散粒子域允许结构大变形，不涉及严重变形单元的相关问题，减少了因网格畸变引起的时间步长减小问题，避免了FEM算法中的网格重构问题等。SPH算法的缺点是拉伸不稳定现象，受拉粒子表现出不稳定的运动，这种数值不稳定可能导致SPH模拟中不真实的断裂和粒子聚集。由此可见，FEM算法和SPH算法在模拟弹靶侵彻时仍然存在一些问题，有待于进一步研究如何获得可靠的仿真结果。

发明内容

[0007] 本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，该方法基于不同靶板的失效模式，能够高效建立不同工况下的数值仿真模型，提高仿真模型对复杂工况下失效模式预测的准确性、仿真结果的可靠性。

[0008] 本发明技术解决方案：一种直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法，实现如下：

[0009] 在穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中，根据穿甲弹和靶板的失效模式分别采用以下两种建模算法，即基于Lagrange的有限元算法，简称为FEM算法，或者光滑粒子法，简称为SPH算法；从而建立了能够准确模拟失效模式的仿真模型，利用所建立的仿真模型为直升机复合装甲设计过程中的侵彻过程、抗弹机理、影响因素提供更精准的仿真试验。所述失效模式指穿甲弹和靶板的不同区域变形程度的大小；

[0010] 当穿甲弹基本无形变或穿甲弹的弹头破碎时采用FEM算法；当穿甲弹受到侵蚀而明显缩短或破碎时采用SPH算法；所述明显缩短是指质量损失超过25%或长度缩短超过40%；

[0011] 靶板的材料分为三种材料，所述三种材料为金属、陶瓷和纤维增强复合材料，并且所述三种材料能够组合使用；相对应的，在穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中确定所述三种材料的本构模型，本构模型是描述材料力学行为的数学表达式；

[0012] 靶板的结构为层状结构，层状结构中各层称为靶板的子层，靶板的子层沿入射方向层叠，靶板的子层为所述三种材料中不同种材料；

[0013] 当靶板的子层材料为金属时，在靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，在靶板的子层的未受冲击区域采用FEM算法；

[0014] 当靶板的子层材料为陶瓷时，在靶板的子层采用SPH算法建模；但当靶板的子层的尺寸过大即大于150 mm时，在该靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，靶板的子层的其他未受冲击区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凹陷，则凹陷区域采用SPH算法，无凹陷区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凸起，则该后方的子层采用FEM算法；

[0015] 当靶板的子层为纤维增强复合材料时，采用FEM算法。

[0016] 进一步，在FEM算法和SPH算法中，对FEM算法中的FEM单元的尺寸和SPH算法中的SPH粒子之间的距离为：当靶板的尺寸超过150mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸选为1mm，当靶板尺寸未超过150mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸不超过0.8mm；所述网格尺寸指FEM算法中的FEM单元的尺寸或SPH算法中的SPH粒子之间的距离；

[0017] 同时，若存在SPH粒子与FEM单元接触，则FEM单元的尺寸与SPH粒子之间的距离比值大于设定的值（设定的值取5.3），以避免FEM单元因接触问题产生严重沙漏变形，所述严重是根据所使用的有限元求解器要求，当沙漏变形会导致求解精度没有达到规定要求时即为严重。

[0018] 进一步，当靶板的子层中的两个相邻子层均采用SPH算法时，在靶板的两个子层的边界处采用FEM算法中的FEM单元分隔，以避免SPH算法中“紧支域”导致这两个子层间产生固连效果；当靶板的子层中，靶板的某个子层在不同区域分别采用FEM算法和SPH算法时，在FEM算法中的FEM单元和SPH算法中的SPH粒子交界处施加约束或接触；当穿甲弹仅发生弹头破碎时，穿甲弹内部FEM单元进行细化为穿甲弹表面网格尺寸为粗网格即0.8mm，内部网格尺寸为细网格即0.3mm，粗网格与细网格间采用过渡网格，所述过渡网格即FEM单元尺寸由粗网格向细网格连续变化的FEM单元。

[0019] 本发明与现有技术相比的优点在于：

[0020] （1）本发明能够高效建立不同工况下的数值仿真模型，提高仿真模型对复杂工况下失效模式预测的准确性、仿真结果的可靠性。

[0021] 在已有技术中，FEM算法技术成熟、计算效率高但当材料发生大变形时会导致单元畸变，进而降低计算速度和结果精度。工程上常使用单元侵蚀算法来删除畸变的单元，单元被删除后又会导致质量损失和接触力突变，同样会对结果精度产生不利影响。SPH算法作为一种无网格算法，不涉及严重的单元变形问题，也避免了单元因侵彻失效删除发生的质量瞬间损失，但是SPH算法的计算成本高，而且具有拉伸数值断裂与边界模糊问题。本发明技术依据弹靶材料失效模式的不同将FEM和SPH算法耦合使用，兼顾了FEM算法计算效率高对材料边界描述准确、SPH算法对大变形问题适应性强的优点，避免了FEM算法单元畸变质量损失、SPH算法显著增加计算负担和数值断裂的缺点。根据试验观察到的失效模式，结合FEM算法和SPH算法特点，探究造成FEM算法和SPH算法计算结果差异的原因。在此基础上，建立了能够准确模拟失效模式的仿真模型，为直升机复合装甲设计过程中的侵彻过程、抗弹机理、影响因素的研究分析提供可靠的基础。

[0022] （2）在试验结果支持下，通过对不同材料设置SPH算法、FEM算法；设置SPH粒子之间的距离，FEM单元尺寸以保证接触正常；设置SPH粒子与FEM单元之间的边界，使得仿真模型能够准确对直升机复合装甲抗侵彻过程进行仿真分析，提高仿真模型对复杂工况下失效模式预测的准确性、仿真结果的可靠性。

附图说明

[0023] 图1为本发明的直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法流程图；

[0024] 图2为本发明中12.7mm穿甲弹21侵彻子层材料为陶瓷和纤维增强复合材料的靶板22的示意图；

[0025] 图3为本发明中12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22的靶试试验结果；其中（a）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后收集到的陶瓷碎片31和残余弹体32；（b）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后陶瓷子层23的破坏形貌；（c）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后芳纶子层24和PE子层25的破坏形貌；

[0026] 图4为本发明中12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22的仿真结果；其中（a）为残余弹体32的仿真结果；（b）为陶瓷子层23的仿真结果；（c）为芳纶子层24和PE子层25的仿真结果；

[0027] 图5为本发明中30mm脱壳穿甲弹侵彻子层为陶瓷和金属的靶板的试验结果；其中（a）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后收集到的部分陶瓷碎块；（b）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后收集到的部分陶瓷粉末；（c）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后金属子层正面凹坑形貌；（d）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后金属子层背面凸起形貌；

[0028] 图6为本发明中30mm脱壳穿甲弹侵彻子层为陶瓷和金属的靶板的仿真方法；

[0029] 图7为不同厚度配比靶板的金属子层变形情况仿真与试验结果的对比；其中（a）为60mm 陶瓷（SiC）子层、15mm 金属（603 钢）子层工况下，仿真结果与试验结果的对比；（b）为
50mm 陶瓷（SiC）子层、20mm金属（603 钢）子层工况下仿真结果与试验结果的对比；（c）为
35mm 陶瓷（SiC）子层、25mm 金属（603 钢）子层工况下仿真结果与试验结果的对比。

具体实施方式

[0030] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

[0031] 应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

[0032] 如图1所示，本发明实施例直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法流程如下。

[0033] 1、针对12.7mm穿甲弹、30mm脱壳穿甲弹等弹种侵彻金属靶板、子层为陶瓷和纤维增强复合材料的靶板、子层为陶瓷和金属的靶板开展靶试试验，收集靶试试验后的残余穿甲弹和靶板。

[0034] 2、确定穿甲弹与靶板靶试试验后的材料失效现象，包括穿甲弹弹头是否破碎，穿甲弹弹体是否断裂为多段，金属靶板弹坑是否光滑，陶瓷子层是否局部粉碎、整体碎裂，纤维增强复合材料子层是否发生分层失效、整体弯曲变形，金属子层是否产生弹坑、整体弯曲变形、开裂等现象。

[0035] 3、根据穿甲弹与靶板的形貌总结各种材料的失效形式，在穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中根据穿甲弹和靶板的不同区域变形程度的大小分别采用FEM算法或SPH算法建立仿真模型，具体为：当穿甲弹基本无形变或穿甲弹的弹头破碎时采用FEM算法；当穿甲弹受到侵蚀而明显缩短或破碎时采用SPH算法；明显缩短是指质量损失超过25%或长度缩短超过40%；

[0036] 针对靶板，靶板的材料分为金属、陶瓷和纤维增强复合材料，并且所述三种材料能够组合使用；靶板的结构为层状结构，层状结构中各层称为靶板的子层，靶板的子层沿入射方向层叠，靶板的子层为所述三种材料中不同种材料；

[0037] 当靶板的子层材料为金属时，在靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，在靶板的子层的未受冲击区域采用FEM算法；

[0038] 当靶板的子层材料为陶瓷时，在靶板的子层采用SPH算法建模；但当靶板的子层的尺寸过大即大于150 mm时，在该靶板的子层的受冲击区域采用SPH算法，靶板的子层的其他未受冲击区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凹陷，则凹陷区域采用SPH算法，无凹陷区域采用FEM算法；在材料为陶瓷的子层后方的子层若有凸起，则该后方的子层采用FEM算法；

[0039] 当靶板的子层为纤维增强复合材料时，采用FEM算法。

[0040] 确定穿甲弹和靶板各部分采用的FEM算法或SPH算法后需要进一步确定仿真模型中如何描述各种材料的力学行为，描述材料的力学行为的数学表达式即各材料所使用的本构模型，具体为：当穿甲弹未产生明显变形，弹头未破碎时，采用描述刚体的本构模型；当穿甲弹的弹头破碎，穿甲弹弹体断裂时，采用描述弹塑性金属的本构模型；陶瓷材料使用描述脆性材料的本构模型；纤维增强复合材料采用描述复合材料的本构模型。

[0041] 4、确定仿真模型中各种材料的本构模型后进行前处理，所述FEM算法和SPH算法中，对FEM单元的尺寸和SPH粒子之间的距离即做出要求，当靶板的尺寸超过150mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸选为1mm，当靶板尺寸未超过150mm时，靶板的子层的受冲击区域的网格尺寸不超过0.8mm；所述网格尺寸指FEM单元的尺寸或SPH粒子之间的距离；

[0042] 同时，若存在SPH粒子与FEM单元接触则FEM单元尺寸与SPH粒子之间的距离比值大于设定的值，设定的值为5.3，以避免FEM单元因接触问题产生严重沙漏变形，所述严重是根据所使用的有限元求解器要求，当沙漏变形会导致求解精度达不到规定要求时即为严重。

[0043] 当靶板的两个子层相邻且均采用SPH算法时，在靶板的两个子层的边界处使用一层FEM单元分隔；当靶板的某个子层在不同部分分别采用FEM算法和SPH算法时，在FEM单元和SPH粒子交界处施加约束或接触；当穿甲弹仅发生弹头破碎时，穿甲弹内部FEM单元进行细化为穿甲弹表面网格尺寸为粗网格即0.8mm，内部网格尺寸为细网格即0.3mm，粗网格与细网格间采用过渡网格。

[0044] 5、比较仿真结果与靶试试验结果，比较靶板受弹击后金属子层的弹坑尺寸大小、弹坑穿深、弹坑光滑程度，背部凸起大小、纤维增强复合材料子层的弹坑尺寸大小、弹坑穿深、层间分层失效现象、背部凸起大小等。如果误差在可接受范围内，可接受范围可选定为15%，则完成了弹靶侵彻问题的仿真方法有效性验证，如果仿真结果出现较大误差（误差超过15%），则需要返回步骤3或步骤4重新进行仿真建模，即调整仿真模型。

[0045] 下面结合两个具体试施例再进行详细说明。

[0046] 实施例1：在当前的战场环境中，直升机复合装甲主要由陶瓷和纤维增强复合材料构成，面对的主要威胁是以820m/s初速度发射的12.7mm穿甲弹。因此实施例1进行了12.7mm穿甲弹侵彻子层材料为陶瓷和纤维增强复合材料的靶板的仿真方法研究。

[0047] 图2为12.7mm穿甲弹21侵彻子层材料为陶瓷和纤维增强复合材料的靶板22的示意图。12.7mm穿甲弹21的弹体为硬质合金钢，弹体直径10.8mm，长度51.6mm，弹头曲率半径为36.82mm，重量约30g。靶板22由3层子层构成，沿12.7mm穿甲弹21入射方向依次为，材料为碳化硼陶瓷的子层，下称第一陶瓷子层23；材料为芳纶纤维增强复合材料的子层，下称芳纶子层24；材料为超高分子量聚乙烯纤维增强复合材料的子层，下称PE子层25。其中，芳纶纤维增强复合材料，即以芳纶纤维作为增强体以树脂作为基体构成单层板、由该单层板层叠粘贴构成的复合材料层合板；超高分子量聚乙烯纤维增强复合材料，即以超高分子量聚乙烯纤维作为增强体以树脂作为基体构成单层板、由该单层板层叠粘贴构成的复合材料层合板。

[0048] 如图3所示，12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22的靶试试验结果，图3的（a）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后收集到的陶瓷碎片31和残余弹体32；图3的（b）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后第一陶瓷子层23的破坏形貌；图3的（c）为12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22后芳纶子层24和PE子层25的破坏形貌。图3的（a）表明,在侵彻靶板22时，由于碳化硼陶瓷具有高硬度、高压缩强度的特点，12.7mm穿甲弹21破碎并受到严重的侵蚀。图3的（b）表明，陶瓷子层23在受到12.7mm穿甲弹21的侵彻后，形成以撞击点为圆心、直径约为20mm的脱落区域34。脱落区域34范围内，碳化硼陶瓷因受到强烈的压缩作用而完全粉碎。除脱落区域34外，陶瓷子层产生了半径范围在43 53mm的环状裂纹35，以及径向裂纹33。图3的（c）表明，12.7mm穿甲弹21完~
全击穿了芳纶子层24并在PE子层上留下了深度为4mm的第一弹坑38，同时芳纶子层24内部出现分层失效36，芳纶子层24与PE子层25之间出现脱粘失效37。

[0049] 通过对靶试试验结果的分析获得了12.7mm穿甲弹21与靶板22各自的失效模式，根据本发明给出的FEM‑SPH耦合分析方法，在仿真模型中，12.7mm穿甲弹21，因发生破碎并且受到严重的侵蚀，应采用SPH算法，SPH粒子之间的距离为0.8mm，并采用描述弹塑性金属的本构模型；陶瓷子层23，因材料为陶瓷且尺寸不超过150mm，故应采用SPH算法，SPH粒子之间的距离为0.7mm；芳纶子层24和PE子层25，因材料为纤维增强复合材料，故应采用FEM算法，每一层FEM单元代表一层单层板，且每层FEM单元之间使用FEM算法中的内聚力单元粘接。

[0050] 如图4所示，12.7mm穿甲弹21侵彻靶板22的仿真结果，图4的（a）为残余弹体32的仿真结果；图4的（b）为陶瓷子层23的仿真结果；图4的（c）为芳纶子层24和PE子层25的仿真结果。图4的（a）表明，仿真得到的残余弹体41的弹头形状与靶试试验得到的第一弹坑38的形状基本相同。图4的（b）表明，仿真得到的第一陶瓷子层23的破坏形貌中，出现了以撞击点为圆心、直径为22mm的损伤区域44，这与靶试试验结果的脱落区域34相对应；出现了最大半径为44mm的环状损伤带43，这与靶试试验结果的环状裂纹35相对应；出现了径向损伤带42，这与靶试试验结果的径向裂纹33相对应。图4的（c）表明，仿真结果中，芳纶子层24内部出现分层失效45，这与靶试试验结果的分层失效36相对应，芳纶子层24与PE子层25之间出现脱粘失效46，这与靶试试验结果的脱粘失效37相对应，PE子层25上留下深度为3.7mm的弹坑47，这与靶试试验结果的4mm的弹坑38相对应。

[0051] 因此，对于穿甲弹侵彻直升机复合装甲的最典型工况，即12.7mm穿甲弹侵彻子层材料为陶瓷和纤维增强复合材料的靶板，本发明方法的计算结果与试验结果吻合良好，验证了仿真模型的可靠性。

[0052] 实施例2：随着武器装备的发展，30mm脱壳穿甲弹作为直升机可能面对的威胁，应当加以研究，故实施例2进行30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板的子层为陶瓷和金属的靶板的仿真。3
30mm脱壳穿甲弹的弹体材料为钨合金，密度为17.6g/cm ，弹体直径为15.2mm，长度约86mm，初始速度1175m/s，总重量约219g。开展了30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板的子层为陶瓷（SiC）和金属（603钢）的靶板的靶试试验。

[0053] 如图5所示，为30mm脱壳穿甲弹侵彻子层为陶瓷和金属的靶板的试验结实验结果，图5的（a）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后收集到的部分陶瓷碎块，图5的（b）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后收集到的部分陶瓷粉末，图5的（c）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后金属子层正面凹坑形貌，图5的（d）为30mm脱壳穿甲弹侵彻靶板后金属子层背面凸起形貌。材料为陶瓷的靶板的子层（下称陶瓷子层）被击碎，收集到部分陶瓷碎块51与陶瓷粉末52，材料为金属的靶板的子层（下称金属子层）的正面有明显凹坑53，深度为15.32mm，并且出现以着弹点为圆心径向分布的划痕，金属子层的背面产生了较为明显的凸起54，可见由于凸起54较高，金属子层的背面产生了裂纹。

[0054] 如图6所示，30mm脱壳穿甲弹侵彻子层为陶瓷和金属的靶板的仿真方法，根据陶瓷的碎裂情况，初步确定30mm脱壳穿甲弹的弹体61、弹头62与陶瓷子层63应该采用SPH算法建模。试验中观察到金属子层正面64有凹坑，金属子层背面65有凸起并产生裂纹。金属子层正面64有凹坑说明材料发生了较大的变形，宜采用SPH算法建模。但是金属子层背面65又发生了明显的凸起。由于SPH算法在拉伸时，可能会出现数值断裂现象，因此金属子层背面65采用FEM算法建模。在陶瓷子层63与金属子层正面64之间增加一层FEM单元66，用于分隔陶瓷子层63的SPH粒子和金属子层正面64的SPH粒子。这一层FEM单元66是将位于陶瓷子层63与金属子层正面64界面处陶瓷子层63一侧、厚度为1mm范围内的SPH粒子替换为FEM单元得到的。

[0055] 如图7所示，不同厚度配比靶板的金属子层变形情况仿真与试验结果，比较了陶瓷、金属子层不同厚度配比下金属子层变形情况的仿真与试验结果。图7的（a）为60mm 陶瓷（SiC）子层、15mm 金属（603 钢）子层工况下，仿真结果与试验结果的对比，图7的（b）50mm 陶瓷（SiC）子层、20mm金属（603 钢）子层工况下仿真结果与试验结果的对比，图7的（c）为35mm 陶瓷（SiC）子层、25mm 金属（603 钢）子层工况下仿真结果与试验结果的对比。通过 
60mm 陶瓷（SiC）子层、15mm 金属（603 钢）子层工况下仿真结果71与试验结果72，50mm 陶瓷（SiC）子层、20mm金属（603 钢）子层工况下仿真结果73与试验结果74，35mm 陶瓷（SiC）子层、25mm 金属（603 钢）子层工况下仿真结果75与试验结果76的对比看出，金属子层正面凹坑与金属子层背面凸起的模拟结果与试验基本一致。

[0056] 通过以上看出，本发明基于靶试试验中不同材料体系的失效模式，在穿甲弹侵彻直升机复合装甲的仿真模型中以穿甲弹变形程度的大小，靶板的子层材料种类、尺寸大小、是否为受冲击区域为依据，采用了FEM与SPH两种算法，对穿甲弹以及靶板分区建模。避免了单独采用FEM算法时发生网格畸变、单元删除，单独采用SPH算法时发生数值断裂、显著增加计算负担的缺点。并且本发明提供的直升机复合装甲抗侵彻FEM‑SPH耦合分析方法能够以相同的分析流程高效建立不同工况下的数值仿真模型，获得了仿真结果准确可靠性。

[0057] 本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。